CN114153166A - 一种基于模块化应用的集成飞行器系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于模块化应用的集成飞行器系统，涉及控制系统设计技术领域，包括计算机单机用于进行飞行器的计算处理和控制；以及与计算机单机相连的末制导单机、惯性单机、机电作动器和发动机安全机构：末制导单机用于进行图像信息的采集，以使计算机单机基于图像信息识别得到目标信息；惯性单机用于进行惯导信息的采集，以使计算机单机计算得到飞行器沿三个轴的视加速度和绕轴的角速度；机电作动器用于接受计算机单机的控制指令完成飞行器的姿态控制；发动机安全机构用于进行安全状态下火路断开和工作状态下火路畅通控制。本发明采用中央计算电子电气架构，从而减少单机中控制器的使用。

Description

一种基于模块化应用的集成飞行器系统

技术领域

本发明涉及控制系统设计技术领域，具体涉及一种基于模块化应用的集成飞行器系统。

背景技术

在现有的飞行器控制系统中，卫星导航系统、数据传输设备、末制导设备、惯性组合、伺服系统等单机与中心计算机之间各成独立单元。控制系统采用基于总线的分布式控制体系，以飞控计算机为核心，各单机作为总线节点单元。在分布式控制系统设计中，控制单机主要含处理器、信号测量、信号输出和通讯电路，控制系统可以实现飞行器上电压量、开关量自主测试，单机间需要电源、总线及握手信号连接。各个单机需要有独立的处理器和信号测量、通讯电路，用以实现飞行器上电压量、开关量自主测试和自诊断功能。

由于现有的飞行器的各个单机与中心计算机之间各成独立单元，导致供电线路时序控制线路、信号处理线路、调制调理线路等通用资源未实现最优化，且末制导设备、卫星导航系统、惯性组合与飞行器控制系统之间的耦合算法越来越深。在现有的飞行器架构下，飞行器每增加一项功能，均需要增加一个控制器，导致整个电气系统存在维护性差、可扩展性差的问题。

发明内容

针对现有技术中存在的缺陷，本发明的目的在于提供一种基于模块化应用的集成飞行器系统，采用中央计算电子电气架构，从而减少单机中控制器的使用。

为达到以上目的，本发明采取的技术方案是，包括：

计算机单机，其用于进行飞行器的计算处理和控制；以及与计算机单机相连的：

末制导单机，其用于进行图像信息的采集，以使计算机单机基于图像信息识别得到目标信息；

惯性单机，其用于进行惯导信息的采集，以使计算机单机计算得到飞行器沿三个轴的视加速度和绕轴的角速度；

机电作动器，其用于接受计算机单机的控制指令完成飞行器的姿态控制；

发动机安全机构，其用于进行安全状态下火路断开和工作状态下火路畅通控制。

在上述技术方案的基础上，

所述计算机单机包括主控组件、时序组件、电源配电组件、卫星导航组件和数据传输组件。

所述计算机单机具体用于完成飞行控制、时序控制、总线管理、安全控制、测试、控制系统的供配电、图像信息处理和卫星导航定位。

在上述技术方案的基础上，

所述主控组件包括第一SIP、第二SIP、第三SIP和第四SIP；

所述第一SIP用于进行飞行控制计算、通信调度、串口通信、控制指令输出和飞行器内部信息采集测量；

所述第二SIP用于进行飞行器飞行过程中的轨迹在线规划和组合导航，以及基于高空平缓滑翔轨迹规划方法实时规划出飞行目标点的飞行轨迹；

所述第三SIP用于进行飞行器的定位、向机电作动器控制指令的输出、卫星导航组件的对时和串口通信，以及接收惯性单机采集的惯导信息并解算；

所述第四SIP用于对末制导单机采集的图像信息进行识别处理。

在上述技术方案的基础上，

所述卫星导航组件与主控组件之间采用两路422进行通信；

所述卫星导航组件与主控组件之间的一路422用于主控组件向卫星导航组件传输惯性辅助导航信息，以及卫星导航组件向主控组件传输卫星定位信息；

所述卫星导航组件与主控组件之间的另一路422用于主控组件向卫星导航组件发送复位信息号对时信号。

在上述技术方案的基础上，

所述电源配电组件用于对计算机单机、末制导单机、惯性单机、机电作动器和发动机安全机构进行供配电控制；

所述供配电控制中的供电包括地面供电和起飞供电。

在上述技术方案的基础上，

所述地面供电为在飞行器起飞前采用地面电源对飞行器供电；

所述起飞供电为在飞行器起飞后采用飞行器电池对飞行器供电；

所述计算机单机通过光耦合MOSFET控制地面供电和起飞供电的转换。

在上述技术方案的基础上，所述时序组件用于进行飞行器时序的输出和采集，以及当飞行器准备起飞时将发动机安全机构的状态转为工作状态。

在上述技术方案的基础上，

所述末制导单机和计算机单机之间通过低压差分信号进行通讯；

所述计算机单机中内置有图像识别算法以用于对末制导单机采集的图像信息进行识别。

在上述技术方案的基础上，

所述惯性单机包括陀螺、加速度计、电机和二次电源；

所述计算机单机实时采集加速度计、陀螺产生的偏移电压和单位时间的脉冲数，计算得到飞行器沿三个轴的视加速度和绕轴的角速度。

在上述技术方案的基础上，所述机电作动器用于根据控制指令产生轴向位移，以带动空气舵片完成俯仰、偏航和滚转的姿态控制。

与现有技术相比，本发明的优点在于：通过采用一个或多个处理器组成的计算机单机作为中心节点，实现数据集中采集和处理，即采用中央计算电子电气架构，从而减少单机中控制器的使用，只需对中心计算机软件进行维护，就可以实现飞行器的快速开发技术的迭代，实现真正意义上的软硬件解耦，同时降低了飞行器的体积和重量，提高了飞行器系统的安全性和灵活性，有利于飞行器系统的生产、运输、安装、防护和调试。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例中一种基于模块化应用的集成飞行器系统的结构示意图。

具体实施方式

本发明实施例提供一种基于模块化应用的集成飞行器系统，通过采用一个或多个处理器组成的计算机单机作为中心节点，实现数据集中采集和处理，即采用中央计算电子电气架构，从而减少单机中控制器的使用，只需对中心计算机软件进行维护，就可以实现飞行器的快速开发技术的迭代，实现真正意义上的软硬件解耦，同时降低了飞行器的体积和重量，提高了飞行器系统的安全性和灵活性，有利于飞行器系统的生产、运输、安装、防护和调试。

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。

参见图1所示，本发明实施例提供一种基于模块化应用的集成飞行器系统，采用集中式电子电器架构，采用一台计算机单机作为中心节点，进行数据的集中处理，其他单机作为传感器和执行机构，即采用一个高性能的计算机提供算力，构建一个集中式控制的软件系统，实现整个飞行器的功能综合控制。具体的，本发明的基于模块化应用的集成飞行器系统包括计算机单机、末制导单机、惯性单机、机电作动器、发动机安全机构，且末制导单机、惯性单机、机电作动器和发动机安全机构均与计算机单机相连。

计算机单机用于进行飞行器的计算处理和控制；末制导单机用于进行图像信息的采集，以使计算机单机基于图像信息识别得到目标信息，目标信息包括跟踪目标、避障目标等，采集的图像信息为飞行器四周的图像；惯性单机用于进行惯导信息的采集，以使计算机单机计算得到飞行器沿三个轴的视加速度和绕轴的角速度；机电作动器用于接受计算机单机的控制指令完成飞行器的姿态控制，即机电作动器用于实现飞行器的飞行动作控制；发动机安全机构用于进行安全状态下火路断开和工作状态下火路畅通控制。

对于本发明实施例中的计算机单机，计算机单机包括主控组件、时序组件、电源配电组件、卫星导航组件和数据传输组件。计算机单机具体用于完成飞行控制、时序控制、总线管理、安全控制、测试、控制系统的供配电、图像信息处理和卫星导航定位。

计算机单机中集成了若干SIP(System In a Package，系统级封装)。在一种可能的实施方式中，计算机单机中集成了4个SIP，分别为第一SIP、第二SIP、第三SIP和第四SIP。第一SIP用于进行飞行控制计算、通信调度、串口通信、控制指令输出和飞行器内部信息采集测量；第二SIP用于进行飞行器飞行过程中的轨迹在线规划和组合导航，以及基于高空平缓滑翔轨迹规划方法实时规划出飞行目标点的飞行轨迹；第三SIP用于进行飞行器的定位、向机电作动器控制指令的输出、卫星导航组件的对时和串口通信，以及接收惯性单机采集的惯导信息并解算；第四SIP用于对末制导单机采集的图像信息进行识别处理，并将识别处理结果发送给第二SIP。

具体的，第一SIP负责飞行器飞行过程中时序信号的发送和回采，以及温度的采集，总线信号通过接口板连接到接口板，再连接到末制导单机，接收末制导单机采集的图像信息，第一SIP负责飞行器还用于驱动输出和开入量采集。第一SIP的驱动输出采用光耦合MOSFET(Metal-Oxide-Semiconductor Field-Effect Transistor，金属-氧化物半导体场效应晶体管)驱动电路，分别输出AD(模拟信号转换为数字信号)通道选择序控制信号、配电控制信号、恒流源控制信号、总线通信发送信号和配电板串口通信发送信号；第一SIP的开入量采集采用光耦合MOSFET驱动电路，将配电板串口接收信号、时序回采信号、安控预令、安控指令、外部开入量传入第一SIP。第三SIP负责飞行器飞行过程中与卫星导航组件的通信、惯性单机和机电作动器反馈的模拟量、发送AD通道选择信号和机电作动器控制信号。在起飞前地面设备通过千兆以太网通路上传飞行参考图至第三SIP中。

第一SIP将末制导单机采集的图像信息传入第四SIP，第四SIP进行图像处理和信息解算，将计算结果通过EMIF(External Memory Interface，外部存储器接口)总线传入第二SIP，第三SIP进行卫星导航信息的数据处理和飞行惯性信息的计算，将结果计算结果通过EMIF总线传入第二SIP2，第二SIP2基于卫星定位信息、惯性信息、末制导导航信息进行组合导航，使用卡尔曼滤波对多个导航信息进行组合并规划飞行路径，并下发控制信息到第一SIP和第三SIP，第一SIP根据控制信息发送对应时序，第三SIP发送伺服控制信息。

对于本发明中的卫星导航组件，卫星导航组件与主控组件之间采用两路422(一种串口通信)进行通信；卫星导航组件与主控组件之间的一路422用于主控组件向卫星导航组件传输惯性辅助导航信息，以及卫星导航组件向主控组件传输卫星定位信息；卫星导航组件与主控组件之间的另一路422用于主控组件向卫星导航组件发送复位信息号对时信号。

对于本发明中的电源配电组件，电源配电组件用于对计算机单机、末制导单机、惯性单机、机电作动器和发动机安全机构进行供配电控制；供配电控制中的供电包括地面供电和起飞供电。地面供电为在飞行器起飞前采用地面电源对飞行器供电；起飞供电为在飞行器起飞后采用飞行器电池对飞行器供电；计算机单机通过光耦合MOSFET控制地面供电和起飞供电的转换。飞行器起飞前，主控组件通过配电板的串口进行飞行器电池的激活和转电配电，提供计算机单机的供电和其他单机的供电。进一步的，电源配电组件中还包括二次电源模块，二次电源模块通过滤波器和相应电池为计算机单机中的芯片提供需要的供电电压。

对于本发明中的时序组件，时序组件用于进行飞行器时序的输出和采集，以及当飞行器准备起飞时将发动机安全机构的状态转为工作状态。发动机预令和动令为从发动机安全机构回采的信号，预令为准备起飞信号，此时将发动机安全机构转为工作状态，只有发动机安全机构为工作状态时，动令信号才能通过发动机安全机构传递给发动机进行起飞点火。

对于本发明中的数据传输组件，数据传输组件主要负责飞行器上模拟信号的采集。舵机控制信号和电机控制信号通过数字隔离器传输至数据传输组件。主控组件的控制信号控制AD通道选择进行通道选择和采集。数据传输组件还用于基于串口通信实现总线通信的输入和输出。数据传输组件还用于接收从主控板来的恒流源，以及将模拟量和开入量发出。

本发明实施例中，末制导单机和计算机单机之间通过低压差分信号进行通讯；计算机单机中内置有图像识别算法以用于对末制导单机采集的图像信息进行识别。即末制导单机仅完成图像信息的采集和预处理，由计算机单机完成对图像信息的识别计算。

本发明实施例中，惯性单机包括陀螺、加速度计、电机和二次电源；计算机单机实时采集加速度计、陀螺产生的偏移电压和单位时间的脉冲数，计算得到飞行器沿三个轴的视加速度和绕轴的角速度，从而实现对飞行器的制导和稳定控制。

本发明实施例中，机电作动器用于根据控制指令产生轴向位移(包括伸和缩)，以带动空气舵片完成俯仰、偏航和滚转的姿态控制。机电作动器仅作为动作执行单元使用，控制信号和动作反馈信号由计算机单机直接发出、采集。

本发明实施例中，发动机安全机构具有安全状态下隔火功能和工作状态下传火功能，当发动机安全机构处于安全状态时，使火路隔断，确保发动机的安全；当发动机安全机构处于工作状态时，使火路畅通，点火元件能可靠引燃点火药盒。

本发明与分布式电器架构相比，集中式电气架构的资源更加集中，一个通信接口的失效有可能导致与其相关联的其他功能都会失效，因此需要更高的可靠性，故本发明在设计过程中，计算机对输出的信号进行回采，以与发送信号进行比对，如果出现不一致的情况则重发信号，避免出现失效导致安全问题，同时，重要的通信链路设置双路冗余，主控组件与卫星导航组件之间采用双路422通信，通过多个信道传输和接受来承载相同信息的多个副本。

由于所有的运算集中在计算机单机，故要求计算机单机具有较高的运算性能。计算机单机采用多核处理器加独立时钟，主控组件采用四个SIP的架构设计，SIP模块内部集成2片高性能DSP(Digital Signal Process，数字信号处理)内核、大容量SDRAM(synchronous dynamic random-access memory，同步动态随机存取内存)、大容量FLASH(闪存)、大容量FPGA(Field Programmable Gate Array，现场可编程逻辑门阵列)。对称多处理器的结果可以让不同的SIP模块承担不同的任务，实现算力的分担，保证了飞行控制计算机处理多任务的实时性能。

由于集中式电气系统可能造成过高的数据吞吐量，过多的信号同时发送给计算机单机可能会造成电磁干扰，因此，在设计过程中，需要传输的信号被尽可能简化，将主要的数据处理集中到计算机单机中，除末制导单机外的单机均传输给计算机硬信号，计算机单机内可以设计信号采集选择模块和信号输出选择模块，设计计算机时序进行信号的分时采集和输出，避免了同一时间过高的数据吞吐。

本发明的集成飞行器系统，当地面控制系统送调平命令后，飞行器的计算机单机开始飞行器调平，完成与卫星导航组件间的时间同步对时；在飞行控制程序检查具备发射条件后，地面控制系统发出点火命令预令，并在一定延时后，飞行控制程序发出发动机点火指令，飞行器进入飞行过程。在飞行器飞行过程中，飞行器中心计算机按照控制程序需要下达控制命令，飞行器上各设备执行动作，反馈测量数据，完成飞行任务。

以下对采用了本发明集成飞行器系统的飞行器的工作流程进行具体说明。

起飞前，由地面供电设备对飞行器计算机单机进行供电，飞行器的计算机单机通过电源配电组件激活飞行器电池并给其他单机进行配电，电源配电组件中的二次电源模块将飞行器电池供电转换为主控组件需要的电压。然后计算机单机先发送安控预令使发动机安全机构转为工作状态，再发送安控动令进行发动机点火起飞。

起飞后，计算机单机发出工作时序使惯性单机开始工作，采集加速度计、陀螺产生的偏移电压和单位时间的脉冲数，计算得出飞行器沿三个轴的视加速度以及绕轴的角速度采集；通过422通信通知卫星导航组件开始工作，并传入惯性辅助信息，卫星导航组件返回卫星定位信息。计算机单机根据惯性单机和卫星定位信息组合计算，得到当前飞行器位置和运动状态，并向机电作动器发出控制指令完成姿态控制。

在飞行过程的末端，计算机单机发出控制时序使能末制导单机，末制导单机开始成像，将成像结果通过LVDS(Low-Voltage Differential Signaling，低电压差分信号)传给计算机单机，计算机单机进行图像处理和末制导信息的解算，然后计算机单机将末制导导航信息与前两种导航信息进行组合，计算出末端导航信息控制机电作动器完成末端姿态控制。

本发明的基于模块化应用的集成飞行器系统，采用一个或多个处理器组成的计算机单机作为中心节点，实现数据集中采集处理，减少了飞行器电气系统的电缆和接插件使用，降低了飞行器的体积和重量，提高了飞行器系统的安全性和灵活性，有利于飞行器系统的生产、运输、安装、防护和调试；飞行器电气系统通过一个控制器集中管理供配电，无需考虑单机的负载均衡，便于设计单机结构；外部单机均作为飞行器中心计算机的传感器使用，实现软硬件分离，避免了分布式电气架构中的复杂总线协议设计、数据一致性问题和复杂的数据存储结构，更少的通信链路减少了出错环节，增强了可用性；集中式电子电气架构只需对计算机单机的软件进行维护，就可以实现飞行器的快速开发技术的迭代。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

需要说明的是，在本申请中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

以上所述仅是本申请的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本申请。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本申请的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本申请将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (10)

1.一种基于模块化应用的集成飞行器系统，其特征在于，包括：

计算机单机，其用于进行飞行器的计算处理和控制；以及与计算机单机相连的：

末制导单机，其用于进行图像信息的采集，以使计算机单机基于图像信息识别得到目标信息；

惯性单机，其用于进行惯导信息的采集，以使计算机单机计算得到飞行器沿三个轴的视加速度和绕轴的角速度；

机电作动器，其用于接受计算机单机的控制指令完成飞行器的姿态控制；

发动机安全机构，其用于进行安全状态下火路断开和工作状态下火路畅通控制。

2.如权利要求1所述的一种基于模块化应用的集成飞行器系统，其特征在于：

所述计算机单机包括主控组件、时序组件、电源配电组件、卫星导航组件和数据传输组件。

所述计算机单机具体用于完成飞行控制、时序控制、总线管理、安全控制、测试、控制系统的供配电、图像信息处理和卫星导航定位。

3.如权利要求2所述的一种基于模块化应用的集成飞行器系统，其特征在于：

所述主控组件包括第一SIP、第二SIP、第三SIP和第四SIP；

所述第一SIP用于进行飞行控制计算、通信调度、串口通信、控制指令输出和飞行器内部信息采集测量；

所述第二SIP用于进行飞行器飞行过程中的轨迹在线规划和组合导航，以及基于高空平缓滑翔轨迹规划方法实时规划出飞行目标点的飞行轨迹；

所述第三SIP用于进行飞行器的定位、向机电作动器控制指令的输出、卫星导航组件的对时和串口通信，以及接收惯性单机采集的惯导信息并解算；

所述第四SIP用于对末制导单机采集的图像信息进行识别处理。

4.如权利要求2所述的一种基于模块化应用的集成飞行器系统，其特征在于：

所述卫星导航组件与主控组件之间采用两路422进行通信；

所述卫星导航组件与主控组件之间的一路422用于主控组件向卫星导航组件传输惯性辅助导航信息，以及卫星导航组件向主控组件传输卫星定位信息；

所述卫星导航组件与主控组件之间的另一路422用于主控组件向卫星导航组件发送复位信息号对时信号。

5.如权利要求2所述的一种基于模块化应用的集成飞行器系统，其特征在于：

所述电源配电组件用于对计算机单机、末制导单机、惯性单机、机电作动器和发动机安全机构进行供配电控制；

所述供配电控制中的供电包括地面供电和起飞供电。

6.如权利要求5所述的一种基于模块化应用的集成飞行器系统，其特征在于：

所述地面供电为在飞行器起飞前采用地面电源对飞行器供电；

所述起飞供电为在飞行器起飞后采用飞行器电池对飞行器供电；

所述计算机单机通过光耦合MOSFET控制地面供电和起飞供电的转换。

7.如权利要求2所述的一种基于模块化应用的集成飞行器系统，其特征在于：所述时序组件用于进行飞行器时序的输出和采集，以及当飞行器准备起飞时将发动机安全机构的状态转为工作状态。

8.如权利要求1所述的一种基于模块化应用的集成飞行器系统，其特征在于：

所述末制导单机和计算机单机之间通过低压差分信号进行通讯；

所述计算机单机中内置有图像识别算法以用于对末制导单机采集的图像信息进行识别。

9.如权利要求1所述的一种基于模块化应用的集成飞行器系统，其特征在于：

所述惯性单机包括陀螺、加速度计、电机和二次电源；

所述计算机单机实时采集加速度计、陀螺产生的偏移电压和单位时间的脉冲数，计算得到飞行器沿三个轴的视加速度和绕轴的角速度。

10.如权利要求1所述的一种基于模块化应用的集成飞行器系统，其特征在于：所述机电作动器用于根据控制指令产生轴向位移，以带动空气舵片完成俯仰、偏航和滚转的姿态控制。

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